JP6250223B2 - 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム - Google Patents
内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム Download PDFInfo
- Publication number
- JP6250223B2 JP6250223B2 JP2017501033A JP2017501033A JP6250223B2 JP 6250223 B2 JP6250223 B2 JP 6250223B2 JP 2017501033 A JP2017501033 A JP 2017501033A JP 2017501033 A JP2017501033 A JP 2017501033A JP 6250223 B2 JP6250223 B2 JP 6250223B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- impingement
- jet
- sub
- channel
- rib
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
- F28F13/06—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media
- F28F13/12—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media by creating turbulence, e.g. by stirring, by increasing the force of circulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/711—Shape curved convex
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F2210/00—Heat exchange conduits
- F28F2210/02—Heat exchange conduits with particular branching, e.g. fractal conduit arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Nozzles (AREA)
Description
本発明は、一般に冷却システムに関し、より詳細には、タービンエンジンの中空翼における冷却システム(ただしこれに限定されない)などの、高温に曝される構造内で利用可能な冷却システムに関する。
通常、ガスタービンエンジンは、空気を圧縮するための圧縮機と、圧縮空気を燃料と混合し、混合物に点火するための燃焼器と、電力を発生するためのタービンブレードアセンブリとを有する。燃焼器はしばしば、華氏2500度を超過し得る高温で作動する。典型的なタービン燃焼器構成は、タービンブレードアセンブリをこのような高温に曝す。その結果、タービンブレードは、このような高温に耐えることができる材料から形成されなければならない。加えて、タービンブレードは、多くの場合、ブレードの寿命を延長しかつ過剰な温度の結果としての故障の可能性を減じるために冷却システムを有する。
内部冷却システムは、多くの場合、壁部に配置された複数のインピンジメントオリフィスを有する。インピンジメントオリフィスを備えた壁部は、通常、別の壁表面の近くに配置されており、これにより、インピンジメントオリフィスを流過する冷却流体は、壁表面と接触するように方向付けられたインピンジメントジェットを形成する。これにより、冷却流体のインピンジメントジェットは壁表面に衝突し、これは、冷却システムの冷却効率を高める。
インピンジメントジェットの効果を高めるための内部冷却システムおよびインピンジメントジェット衝突チャネルシステムが開示されている。インピンジメントジェット衝突チャネルシステムは、1つまたは複数のインピンジメントオリフィスからずらされたインピンジメントジェット衝突キャビティを有してもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、インピンジメントジェット衝突チャネルの星形パターンを形成しながら、インピンジメントジェット衝突キャビティから半径方向外方へ延びていてもよく、隣接するインピンジメントジェット衝突チャネルをそれぞれ分離させる複数のリブによって形成されていてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルを形成するリブは、一回または複数回だけ複数のチャネルに分割されていてもよく、これにより、よどみ点の数を増加させることにより、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却能力を高めている。リブは、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却効果を高めるフィンとして作用してもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、インピンジメントジェット衝突キャビティから半径方向外方へ延びていてもよく、インピンジメントジェット衝突チャネルの星形パターンを形成していてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルシステムは、ベーン挿入体、翼前縁冷却システム、プラットフォーム、最新型トランジション、音響共振器、リングセグメントなどを含む、ガスタービンエンジン(ただしこれに限定されない)などの構成部材内で使用されてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、タービン翼は、前縁と、後縁と、正圧面と、負圧面と、第1の端部と、翼を支持するための、第1の端部とは略反対側の第2の端部と、内部冷却システムとを有する略細長い中空の翼から形成されていてもよい。
内部冷却システムは、1つまたは複数のインピンジメントジェット衝突チャネルシステムを有してもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルシステムは、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの効果を高めるために、微細構造などの比較的小さな構造から形成されてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルシステムでは、インピンジメントジェット衝突キャビティは1つまたは複数のインピンジメントオリフィスからずらされていてもよく、インピンジメントジェット衝突キャビティは、少なくとも3つの側における面によって規定されており、インピンジメントオリフィスに面した開口を有する。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、インピンジメントジェット衝突キャビティから半径方向外方へ延びていてもよく、隣接するインピンジメントジェット衝突チャネルをそれぞれ分離させる複数のリブによって形成されていてもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルのうちの1つまたは複数は、第1のサブリブの上流端部においてインピンジメントジェット衝突チャネルに生じたよどみ点からインピンジメントジェット衝突チャネルの入口の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネルのそれぞれは、第1のサブリブの上流端部においてインピンジメントジェット衝突チャネルに生じたよどみ点からインピンジメントジェット衝突チャネルの入口の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。第1のサブジェット衝突チャネルの幅は、インピンジメントジェット衝突チャネルの幅よりも狭くてもよい。
第1のサブジェット衝突チャネルのうちの1つまたは複数は、第2のサブリブの上流端部において第1のサブジェット衝突チャネルにおいて生じたよどみ点から第1のサブリブの上流端部の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、第1のサブジェット衝突チャネルのそれぞれは、第2のサブリブの上流端部において第1のサブジェット衝突チャネルに生じたよどみ点から第1のサブリブの上流端部の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。
同様に、第2のサブジェット衝突チャネルのうちの1つまたは複数は、第3のサブリブの上流端部において第2のサブジェット衝突チャネルに生じたよどみ点から第2のサブリブの上流端部の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、第2のサブジェット衝突チャネルのそれぞれは、第3のサブリブの上流端部において第2のサブジェット衝突チャネルに生じたよどみ点から第2のサブリブの上流端部の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネルに分割されていてもよい。
少なくとも1つの実施の形態では、隣接する第1のサブジェット衝突チャネルは、第1のサブリブの上流端部から半径方向外方において統合されていてもよい。統合されたサブジェット衝突チャネルは、排出出口から内部冷却システム内へインピンジメントジェット冷却流体を排出してもよい。
複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、少なくとも3つの側における面によって規定されていてもよく、インピンジメントオリフィスに面した開口を有してもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、内部冷却システムの一部を形成する面から半径方向外方へ延びる複数のリブから形成されていてもよい。別の実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネルは、内部冷却システムの一部を形成する面内に配置された複数のインピンジメントジェット衝突チャネルによって形成されていてもよい。
複数のインピンジメントジェット衝突チャネルのうちの1つまたは複数は、インピンジメントジェット衝突キャビティから半径方向外方へ移動したときに、リブの外面からインピンジメントジェット衝突チャネルの内面までの深さが増大していてもよい。別の実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネルのうちの少なくとも1つを形成する1つまたは複数の側面は、非直線であってもよい。少なくとも1つの実施の形態では、側面は、蛇行状の側面を形成する谷部を介して互いからそれぞれ分離された複数のうね状部から形成されていてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルを形成する両方の側面は非直線であってもよく、蛇行状の側面を形成する谷部を介して互いからそれぞれ分離された複数のうね状部から形成されていてもよい。
別の実施の形態では、インピンジメントジェット衝突チャネルを形成するリブのうちの1つまたは複数は、上部より狭い基部を有してもよく、これは、インピンジメント冷却流体を面に向かって内方へ方向付け、この面からインピンジメントジェット衝突チャネルが延びている。これにより、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却能力が高まる。複数のインピンジメントジェット衝突チャネルを形成するリブは、花弁状であり、凸面状の第1および第2の側と接続された、尖った上流および下流端部を備える。別の実施の形態では、リブは、球形、ベル形またはその他の適切な形状であってもよい。
使用中、空気などの、ただしこれに限定されない冷却流体は、内部冷却システムに供給されてもよい。冷却流体は、1つまたは複数のインピンジメントオリフィスを通過してもよい。冷却流体がインピンジメントオリフィスを通過するとき、インピンジメントオリフィスは、開口を通過することによってインピンジメントジェット衝突キャビティに衝突するインピンジメントジェットを形成する。インピンジメントジェットは、次いで、約90度逸らされ、インピンジメントジェット衝突キャビティを形成する面に沿って流れる。インピンジメントジェットは、インピンジメントジェット衝突チャネルの側部を形成するリブの面の間を、内面に沿ってインピンジメントジェット衝突チャネルのそれぞれに流入する。冷却流体の一部はリブの上流端部に衝突し、これは、よどみ点を形成し、よどみ点はインピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却能力を高める。インピンジメントジェットを形成する冷却流体は、星形のパターンで半径方向外方へ流れ続ける。冷却流体は、次いで、上流端部において第1のサブリブに衝突し、よどみ点を形成し、第1のサブジェット衝突チャネルに進入する。よどみ点は、同様に、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却能力を高める。インピンジメントジェットを形成する冷却流体は、半径方向外方へ流れ続け、第2のサブジェット衝突チャネル、第3のサブジェット衝突チャネルなどの中へさらに拡散させられる。冷却流体は、次いで、インピンジメントジェット衝突チャネルの半径方向外側端部においてインピンジメントジェット衝突チャネルシステムから排出される。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの利点は、ジェットが衝突して目標壁部に沿って流れるように変向されたときに目標中心から離反するように移動する流れである壁部ジェットと協働することにより、ジェットの衝突が高められるということである。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの別の利点は、インピンジメントジェット衝突チャネルの分割により、1つまたは複数の付加的なよどみ点が生じてもよく、これが、システムの冷却能力を高めるということである。つまり、1つの実施の形態における64箇所のよどみ点などの、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの多数のよどみ点は、システムの冷却能力を大幅に高める。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムのさらに別の利点は、インピンジメントジェット衝突チャネルおよびサブチャネルが、インピンジメントジェット流を、システムから排出されるまでチャネル内に閉じ込めるように構成されているということである。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの別の利点は、インピンジメントジェット衝突チャネルおよびサブチャネルの形状が、インピンジメントジェット流の流れを下流のよどみ点に向かって案内するように成形されているということである。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムのさらに別の利点は、インピンジメントジェット衝突チャネルを形成するリブの側面は、突出部を備える非直線であってもよく、インピンジメントジェット冷却流体の乱流を増大させ、これにより、インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの冷却能力を高めるということである。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステムの別の利点は、ジェット流れチャネルが収束しており、これにより、突出部を備える壁部とのジェットインピンジメントの相互作用を高め、これは、乱流、およびシステムの冷却効率を高めるということである。
これらの実施の形態およびその他の実施の形態を以下により詳細に説明する。
明細書の一部に組み込まれかつ明細書の一部を形成する添付の図面は、ここに開示される本発明の実施の形態を例示し、詳細な説明と共に本発明の原理を開示する。
図1〜図18に示すように、インピンジメントジェット18の効果を高めるためのインピンジメントジェット衝突チャネルシステム16が開示されている。インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16は、1つまたは複数のインピンジメントオリフィス22からずらされたインピンジメントジェット衝突キャビティ20を有していてよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24は、インピンジメントジェット衝突チャネル24の星形パターンを形成しながらインピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ延びていてもよく、隣接するインピンジメントジェット衝突チャネル24をそれぞれ分離させる複数のリブ26によって形成されていてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネル24を形成するリブ26は、一回または複数回だけ複数のチャネル24に分割されていてもよく、これにより、よどみ点28の数を増加させることにより、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16の冷却能力を高めている。リブ26は、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16の冷却効果を高めるフィンとして作用してもよい。インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16は、ベーン挿入体、翼前縁冷却システム、プラットフォーム、最新型トランジション、音響共振器、リングセグメントなどを含む、ガスタービンエンジン(ただしこれに限定されない)などの構成部材内で使用されてもよい。
少なくとも1つの実施の形態では、内部冷却システム14を有するガスタービンエンジン12のタービン翼10は、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16を有してもよい。タービン翼10は、前縁92と、後縁94と、正圧面96と、負圧面98と、第1の端部100と、翼90を支持するための、第1の端部100とは略反対側の第2の端部102と、内部冷却システム14と、を有する略細長い中空の翼90から形成されていてもよい。
インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16は、あらゆる適切な形状または構成を有するタービン翼10内に配置されていてもよく、固定タービンベーン、回転タービンブレード、圧縮機ベーンまたは圧縮機ブレードに限定されない。
内部冷却システム14は、1つまたは複数のインピンジメントオリフィス22からずらされたインピンジメントジェット衝突キャビティ20から形成された1つまたは複数のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム16を有してもよい。インピンジメントジェット衝突キャビティ20は、少なくとも3つの側における面30によって規定されていてもよく、インピンジメントオリフィス22に面した開口32を有してもよい。インピンジメントジェット衝突キャビティ20は、インピンジメントジェット18を受け取り、このインピンジメントジェット18をインピンジメントジェット衝突チャネル24の入口34内へ変向させるためのあらゆる適切な構成を有してもよい。内部冷却システム14は、インピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ延びており、かつ隣接するインピンジメントジェット衝突チャネル24をそれぞれ分離させる複数のリブ26によって形成された、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24を有してもよい。リブ26は、リブ26の上流端部29によどみ点28を形成している。リブ26の上流端部29におけるよどみ点28は、リブ26から、インピンジメントジェット衝突チャネル24を通って流れるインピンジメント冷却流体への熱伝達を高める。複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24は、インピンジメントジェット衝突チャネル24の星形パターンを形成しながらインピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ延びていてもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24は、少なくとも3つの側における面39によって規定されており、インピンジメントオリフィス22に面した開口41を有する。少なくとも1つの実施の形態では、内部冷却システム14は、図4に示すような8つのインピンジメントジェット衝突チャネル24、図5および図9に示すような9つのインピンジメントジェット衝突チャネル24、図16および図17に示すような18のインピンジメントジェット衝突チャネル24、またはあらゆるその他の数のインピンジメントジェット衝突チャネル24を有してもよい。
インピンジメントジェット衝突チャネル24は、複数回、複数の冷却サブチャネルに分割されていてもよく、インピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ遠ざかるほど増大する数のチャネルを形成している。このように、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24のうちの1つまたは複数は、第1のサブリブ42の上流端部40においてインピンジメントジェット衝突チャネル24に生じたよどみ点38からインピンジメントジェット衝突チャネル24の入口34の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネル36に分割されていてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24のそれぞれは、第1のサブリブ42の上流端部40においてインピンジメントジェット衝突チャネル24に生じたよどみ点38からインピンジメントジェット衝突チャネル24の入口34の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネル36に分割されていてもよい。第1のサブジェット衝突チャネル36は、第2のサブリブ48の上流端部46において第1のサブジェット衝突チャネル36に生じたよどみ点38から第1のサブリブ42の上流端部40の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネル44に分割されていてもよい。第2のサブジェット衝突チャネル44は、第3のサブリブ56の上流端部54において第2のサブジェット衝突チャネル44に生じたよどみ点52から第2のサブリブ48の上流端部46の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネル50に分割されていてもよい。
このパターンは、数回繰り返されてもよい。実際、図16および図17に示すように、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16は、インピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ遠ざかるほど増大する数のチャネルを形成した第4のサブリブ58を有してもよい。第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58のパターンは、それぞれのインピンジメントジェット衝突チャネル24のために繰り返されてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネル24のそれぞれは、第1のサブリブ42の上流端部40においてインピンジメントジェット衝突チャネル24に生じたよどみ点28から第1のサブリブ42の上流端部40の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネル36に分割されていてもよい。第1のサブジェット衝突チャネル36のそれぞれは、第1のサブリブ42の上流端部40においてインピンジメントジェット衝突チャネル24に生じたよどみ点38から第1のサブリブ42の上流端部40の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネル44に分割されていてもよい。また、第2のサブジェット衝突チャネル44のそれぞれは、第3のサブリブ56の上流端部54において第2のサブジェット衝突チャネル44に生じたよどみ点52から第2のサブリブ48の上流端部46の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネル50に分割されていてもよい。
少なくとも1つの実施の形態では、図6に示すように、第1のサブジェット衝突チャネル36の幅は、インピンジメントジェット衝突チャネル24の幅よりも狭くてもよい。同様に、第2のサブジェット衝突チャネル44の幅は、第1のサブジェット衝突チャネル36の幅よりも狭くてもよい。第3のサブジェット衝突チャネル50の幅は、第2のサブジェット衝突チャネル44の幅よりも狭くてもよい。別の実施の形態では、第1、第2および第3のサブジェット衝突チャネル36,44,50の幅は、珊瑚状チャネルなどのフラクタル関係で互いに関係していてもよい。
別の実施の形態では、図8に示すように、隣接する第1のサブジェット衝突チャネル36は、第1のサブリブ42の上流端部40から半径方向外方において統合されていてもよい。第1のサブリブ42は、半径方向外側へ行くほど増大する幅を有してもよい。このように、第1のサブリブ42は、略三角形のリブから形成されていてもよく、インピンジメントジェット衝突チャネル24を形成するリブ26は、略楕円形のリブから形成されていてもよい。インピンジメントジェット衝突チャネル24を形成するリブ26の部分は、滑らかな側部を有してもよい。複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24のうちの1つまたは複数、および第1のサブジェット衝突チャネル36を形成する側面39のうちの1つまたは複数は、非直線であってもよい。側面39のうちの1つまたは複数は、蛇行状の側面39を形成しながら谷部64を介して互いからそれぞれ分離された複数のうね状部62から形成されていてもよい。図8に示すように、インピンジメントジェット衝突チャネル24を形成する両方の側面39は非直線であってもよく、蛇行状の側面39を形成しながら谷部64を介して互いからそれぞれ分離された複数のうね状部62から形成されていてもよい。第1のサブジェット衝突チャネル36の長手方向軸線66は、非直線であってもよい。特に、第1のサブジェット衝突チャネル36の長手方向軸線66は湾曲させられてもよく、これにより、隣接する第1のサブジェット衝突チャネル36は、第1のサブジェット衝突チャネル36の入口37から半径方向外側において接続されていてもよい。少なくとも1つの実施の形態では、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16の幅は約10ミリメートルであってもよく、第1のサブジェット衝突チャネル36の幅は約395ミクロンよりも小さい。第1のサブリブ42の高さは、1ミリメートル〜2ミリメートルであってもよい。第1のサブリブ42の上流端部40の幅は約200ミクロンであってもよい。
少なくとも1つの実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24は、内部冷却システム14の一部を形成する面30から半径方向外方へ延びる複数のリブ26から形成されていてもよい。リブ26は、インピンジメントオリフィス22に向かって半径方向外方へ延びていてもよい。別の実施の形態では、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24は、内部冷却システム14の一部を形成する面30内に配置された複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24によって形成されていてもよい。
図7に示すように、インピンジメントジェット衝突チャネル24のうちの1つまたは複数は、インピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ離れていったときに、リブ26の外面68からインピンジメントジェット衝突チャネル24の内面70までの深さが増大していてもよい。同様に、第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58もまた、インピンジメントジェット衝突キャビティ20から半径方向外方へ離れていったときに、リブ26の外面68からインピンジメントジェット衝突チャネル24の内面70までの深さが増大していてもよい。第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58の外面68は、半径方向外方へ湾曲し、凸面を形成していてもよい。別の実施の形態では、インピンジメントジェット衝突チャネル24の深さは、第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58の外面68から遠ざかるように湾曲したインピンジメントジェット衝突チャネル24の内面70によって増大していてもよく、これにより、インピンジメントジェット衝突チャネル24、第1のサブジェット衝突チャネル36、第2のサブジェット衝突チャネル44、第3のサブジェット衝突チャネル50、適用可能であるならば、その他、の深さを増大させている。
図13、図15および図18に示すように、インピンジメントジェット衝突チャネル24を形成するリブ26のうちの1つまたは複数は、上部74より狭い基部72を有してもよく、これは、インピンジメント冷却流体を、インピンジメントジェット衝突チャネル24がそこから延びている面に向かって内方へ方向付ける。リブ26は、1つのインピンジメントジェット衝突チャネル24の一方の側を形成するリブ26の1つの側においてのみ、より狭い基部72を有してもよい。別の実施の形態では、リブ26の両側は、リブ26の上部74よりも狭い基部72を有してもよい。図15に示すように、リブ26の断面図は、略ベル形の断面を有してもよく、この場合、リブ26の側部を形成する面39は、湾曲しているなど、非直線である。面39は、凹面状および凸面状の湾曲したセクション76,78を有してもよい。凸面状の湾曲したセクション78は、インピンジメントジェット冷却流体を内面70に向かって方向付け、増大した冷却を促進するために、内面70から凹面状セクション76の外側に配置されていてもよい。第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58のうちの1つまたは複数は、上部74よりも狭い基部72を有してもよく、リブ26に関して上述したように構成されていてもよい。別の実施の形態では、リブ26、第1のサブリブ42、第2のサブリブ48、第3のサブリブ56および第4のサブリブ58のうちの1つまたは複数は、球形であってもよい。
図16および図17に示すように、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル24を形成するリブ26は、花弁状であり、尖った上流および下流端部80,82が、凸面状の第1および第2の側面84,86と接続されている。リブ26およびサブリブ42,48,56,58のそれぞれは、すぐ半径方向内側のリブ26またはサブリブ42,48,56,58よりも、インピンジメント衝突キャビティ20から半径方向外方へ行くほど小さくなっていてよい。特に、第1のサブリブ42の幅または長さ、またはそれら両方が、リブ26よりも小さくてもよい。第2のサブリブ48の幅または長さ、またはそれら両方が、第1のサブリブ42よりも小さくてもよい。第3のサブリブ56の幅または長さ、またはそれら両方が、第2のサブリブ48よりも小さくてもよい。第4のサブリブ58の幅または長さ、またはそれら両方が、第3のサブリブ56よりも小さくてもよい。
使用中、空気などの、ただしこれに限定されない冷却流体が、内部冷却システム14に供給されてもよい。冷却流体は、1つまたは複数のインピンジメントオリフィス22を通過してもよい。冷却流体がインピンジメントオリフィス22を通過するとき、インピンジメントオリフィス22は、開口32を通過することによってインピンジメントジェット衝突キャビティ20に衝突するインピンジメントジェット18を形成する。インピンジメントジェット18は、次いで、約90度逸らされ、インピンジメントジェット衝突キャビティ20を形成する面30に沿って流れる。インピンジメントジェット18は、インピンジメントジェット衝突チャネル24の側部を形成するリブ26の面39の間の、内面70に沿ったインピンジメントジェット衝突チャネル24のそれぞれに流入する。冷却流体の一部はリブ26の上流端部29に衝突し、これがよどみ点28を形成し、よどみ点28はインピンジメントジェット衝突チャネルシステム16の冷却能力を高める。インピンジメントジェット18を形成する冷却流体は、星形のパターンで半径方向外方へ流れ続ける。冷却流体は、次いで、上流端部40において第1のサブリブ42に衝突し、よどみ点38を形成し、第1のサブジェット衝突チャネル36に進入する。よどみ点38は、同様に、インピンジメントジェット衝突チャネルシステム16の冷却能力を高める。インピンジメントジェット18を形成する冷却流体は、半径方向外方へ流れ続け、第2のサブジェット衝突チャネル44、第3のサブジェット衝突チャネル50などの内部へさらに拡散させられる。冷却流体は、次いで、インピンジメントジェット衝突チャネル24の半径方向外側の端部においてインピンジメントジェット衝突チャネルシステム16から排出される。
上記説明は、本発明の実施の形態を例示、説明および記述するという目的で提供されている。これらの実施の形態に対する変更および適応は、当業者に明らかになるであろうし、本発明の範囲または思想から逸脱することなく成し得るものである。
Claims (10)
- 内部冷却システム(14)であって、
少なくとも1つのインピンジメントジェット衝突チャネルシステム(16)が、
少なくとも1つのインピンジメントオリフィス(22)からずらされたインピンジメントジェット衝突キャビティ(20)を備え、該インピンジメントジェット衝突キャビティ(20)は、少なくとも3つの側における面(30)によって規定されており、かつ、前記少なくとも1つのインピンジメントオリフィス(22)に面した開口(32)を有しており、
前記インピンジメントジェット衝突キャビティ(20)から半径方向外方へ延びており、かつ、隣接するインピンジメントジェット衝突チャネル(24)をそれぞれ分離させた複数のリブ(26)によって形成された、複数のインピンジメントジェット衝突チャネル(24)を備え、
該複数のインピンジメントジェット衝突チャネル(24)のうちの少なくとも1つは、第1のサブリブ(42)の上流端部(40)において前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)に生じたよどみ点(38)から前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)の入口(34)の半径方向外方へ延びた第1のサブジェット衝突チャネル(36)に分割されていることを特徴とする、内部冷却システム(14)。 - 前記複数のインピンジメントジェット衝突チャネル(24)のそれぞれが、前記第1のサブリブ(42)の前記上流端部(40)において前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)に生じた前記よどみ点(38)から前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)の前記入口(34)の半径方向外方へ延びた前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)に分割されている、請求項1記載の内部冷却システム(14)。
- 前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)の幅は、前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)の幅よりも狭い、請求項2記載の内部冷却システム(14)。
- 前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)のうちの少なくとも1つは、第2のサブリブ(48)の上流端部(46)において前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)に生じた前記よどみ点(38)から前記第1のサブリブ(42)の前記上流端部(40)の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネル(44)に分割されている、請求項2記載の内部冷却システム(14)。
- 前記第2のサブジェット衝突チャネル(44)のうちの少なくとも1つは、第3のサブリブ(56)の上流端部(54)において前記第2のサブジェット衝突チャネル(44)に生じたよどみ点(52)から前記第2のサブリブ(48)の前記上流端部(46)の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネル(50)に分割されている、請求項4記載の内部冷却システム(14)。
- 前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)のそれぞれが、前記第1のサブリブ(42)の前記上流端部(40)において前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)に生じた前記よどみ点(38)から前記インピンジメントジェット衝突チャネル(24)の前記入口(34)の半径方向外方へ延びた前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)に分割されている、請求項1記載の内部冷却システム(14)。
- 前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)のそれぞれは、第2のサブリブ(48)の上流端部(46)において前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)に生じたよどみ点(38)から前記第1のサブリブ(42)の前記上流端部(40)の半径方向外方へ延びた第2のサブジェット衝突チャネル(44)に分割されている、請求項6記載の内部冷却システム(14)。
- 前記第2のサブジェット衝突チャネル(44)のそれぞれは、第3のサブリブ(56)の上流端部(54)において前記第2のサブジェット衝突チャネル(44)に生じたよどみ点(52)から前記第2のサブリブ(48)の前記上流端部(46)の半径方向外方へ延びた第3のサブジェット衝突チャネル(50)に分割されている、請求項7記載の内部冷却システム(14)。
- 隣接する前記第1のサブジェット衝突チャネル(36)は、前記第1のサブリブ(42)の前記上流端部(40)から半径方向外方において統合されている、請求項1記載の内部冷却システム(14)。
- 前記複数のインピンジメントジェット衝突チャネル(24)は、少なくとも3つの側における面(39)によって規定されており、かつ、前記少なくとも1つのインピンジメントオリフィス(22)に面した開口(41)を有する、請求項1記載の内部冷却システム(14)。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/US2014/045840 WO2016007145A1 (en) | 2014-07-09 | 2014-07-09 | Impingement jet strike channel system within internal cooling systems |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2017529477A JP2017529477A (ja) | 2017-10-05 |
JP6250223B2 true JP6250223B2 (ja) | 2017-12-20 |
Family
ID=51390160
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017501033A Expired - Fee Related JP6250223B2 (ja) | 2014-07-09 | 2014-07-09 | 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10408064B2 (ja) |
EP (1) | EP3167159B1 (ja) |
JP (1) | JP6250223B2 (ja) |
CN (1) | CN106471213B (ja) |
WO (1) | WO2016007145A1 (ja) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10830545B2 (en) | 2016-07-12 | 2020-11-10 | Fractal Heatsink Technologies, LLC | System and method for maintaining efficiency of a heat sink |
EP3478941B1 (en) | 2016-08-30 | 2021-02-24 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Impingement cooling features for gas turbines |
US10267515B2 (en) * | 2016-09-08 | 2019-04-23 | Additive Rocket Corporation | Fractal fluid passages apparatus |
US20190024520A1 (en) * | 2017-07-19 | 2019-01-24 | Micro Cooling Concepts, Inc. | Turbine blade cooling |
WO2020236168A1 (en) | 2019-05-22 | 2020-11-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Manufacturing aligned cooling features in a core for casting |
DE102019129835A1 (de) * | 2019-11-06 | 2021-05-06 | Man Energy Solutions Se | Vorrichtung zur Kühlung eines Bauteils einer Gasturbine/Strömungsmaschine mittels Prallkühlung |
US11365750B2 (en) * | 2019-12-27 | 2022-06-21 | Asia Vital Components Co., Ltd. | Tray-type fan impeller structure |
Family Cites Families (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0663442B2 (ja) | 1989-09-04 | 1994-08-22 | 株式会社日立製作所 | タービン翼 |
RU2028456C1 (ru) | 1991-06-05 | 1995-02-09 | Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева | Охлаждаемая лопатка турбомашины |
JPH06101405A (ja) * | 1992-09-18 | 1994-04-12 | Hitachi Ltd | ガスタービン冷却翼 |
US6688381B2 (en) * | 2000-06-05 | 2004-02-10 | The State Of Oregon Acting By And Through The State Board Of Higher Education On Behalf Of Oregon State University | Multiscale transport apparatus and methods |
GB2365497A (en) * | 2000-08-08 | 2002-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas turbine aerofoil cooling with pressure attenuation chambers |
US6575231B1 (en) * | 2002-08-27 | 2003-06-10 | Chun-Chih Wu | Spiral step-shaped heat dissipating module |
US6932571B2 (en) * | 2003-02-05 | 2005-08-23 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine blade tip |
US7104757B2 (en) * | 2003-07-29 | 2006-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled turbine blade |
GB2412411A (en) * | 2004-03-25 | 2005-09-28 | Rolls Royce Plc | A cooling arrangement |
US7011502B2 (en) * | 2004-04-15 | 2006-03-14 | General Electric Company | Thermal shield turbine airfoil |
GB0424593D0 (en) * | 2004-11-06 | 2004-12-08 | Rolls Royce Plc | A component having a film cooling arrangement |
TW200635490A (en) * | 2005-03-25 | 2006-10-01 | Tai Sol Electronics Co Ltd | Combining method of heat dissipating device and conductivity bump and the combination assembly thereof |
GB0521826D0 (en) * | 2005-10-26 | 2005-12-07 | Rolls Royce Plc | Wall cooling arrangement |
US7520725B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-04-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall leading edge multi-holes cooling |
US7753662B2 (en) * | 2006-09-21 | 2010-07-13 | Fu Zhun Precision Industry (Shen Zhen) Co., Ltd. | Miniature liquid cooling device having an integral pump therein |
EP1921268A1 (de) * | 2006-11-08 | 2008-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
US7896611B2 (en) * | 2007-01-03 | 2011-03-01 | International Business Machines Corporation | Heat transfer device in a rotating structure |
US8056615B2 (en) * | 2007-01-17 | 2011-11-15 | Hamilton Sundstrand Corporation | Evaporative compact high intensity cooler |
US7854591B2 (en) | 2007-05-07 | 2010-12-21 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a turbine of a gas turbine engine |
ES2442873T3 (es) * | 2008-03-31 | 2014-02-14 | Alstom Technology Ltd | Perfil aerodinámico de turbina de gas |
US8449254B2 (en) * | 2010-03-29 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Branched airfoil core cooling arrangement |
US8894363B2 (en) | 2011-02-09 | 2014-11-25 | Siemens Energy, Inc. | Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system |
US8959886B2 (en) | 2010-07-08 | 2015-02-24 | Siemens Energy, Inc. | Mesh cooled conduit for conveying combustion gases |
US9181819B2 (en) | 2010-06-11 | 2015-11-10 | Siemens Energy, Inc. | Component wall having diffusion sections for cooling in a turbine engine |
US8608443B2 (en) | 2010-06-11 | 2013-12-17 | Siemens Energy, Inc. | Film cooled component wall in a turbine engine |
US9028207B2 (en) | 2010-09-23 | 2015-05-12 | Siemens Energy, Inc. | Cooled component wall in a turbine engine |
US10323525B2 (en) * | 2013-07-12 | 2019-06-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling with resupply of cooling passage |
US20150068703A1 (en) * | 2013-09-06 | 2015-03-12 | Ge Aviation Systems Llc | Thermal management system and method of assembling the same |
-
2014
- 2014-07-09 US US15/317,982 patent/US10408064B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2014-07-09 WO PCT/US2014/045840 patent/WO2016007145A1/en active Application Filing
- 2014-07-09 JP JP2017501033A patent/JP6250223B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2014-07-09 CN CN201480080442.XA patent/CN106471213B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2014-07-09 EP EP14753350.9A patent/EP3167159B1/en not_active Not-in-force
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP3167159A1 (en) | 2017-05-17 |
CN106471213B (zh) | 2018-06-26 |
US10408064B2 (en) | 2019-09-10 |
EP3167159B1 (en) | 2018-11-28 |
US20180258773A1 (en) | 2018-09-13 |
JP2017529477A (ja) | 2017-10-05 |
CN106471213A (zh) | 2017-03-01 |
WO2016007145A1 (en) | 2016-01-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6250223B2 (ja) | 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム | |
JP6526166B2 (ja) | ベーンの冷却構造 | |
US6932573B2 (en) | Turbine blade having a vortex forming cooling system for a trailing edge | |
US9347324B2 (en) | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles | |
CN106795771B (zh) | 带有在燃气涡轮翼型的翼弦中部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的内部冷却系统 | |
JP4752841B2 (ja) | タービン部品 | |
US7195458B2 (en) | Impingement cooling system for a turbine blade | |
EP3271554B1 (en) | Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine | |
US7300242B2 (en) | Turbine airfoil with integral cooling system | |
US9863256B2 (en) | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of an airfoil usable in a gas turbine engine | |
US20130064681A1 (en) | Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly | |
US20180045059A1 (en) | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil including heat dissipating ribs | |
US20120070302A1 (en) | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles | |
US8920122B2 (en) | Turbine airfoil with an internal cooling system having vortex forming turbulators | |
JP2016540149A (ja) | 鋳造された山形配列によって強化された表面に角度づけられたインピンジメントを使用する後縁冷却を含むガスタービンエンジン構成部品 | |
JP6203400B2 (ja) | 内部冷却系を有する横方向に延在するスナッバを備えたタービン翼 | |
JP2018150829A (ja) | タービン翼の冷却構造 | |
US8882448B2 (en) | Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways | |
JP6956779B2 (ja) | ガスタービン用のインピンジメント冷却特徴 | |
US20130224019A1 (en) | Turbine cooling system and method | |
WO2015095253A1 (en) | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles | |
US20170248022A1 (en) | Airfoil for turbomachine and airfoil cooling method | |
WO2016133513A1 (en) | Turbine airfoil with a segmented internal wall |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20171113 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20171121 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6250223 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |